DE3226968C2 - - Google Patents
Info
- Publication number
- DE3226968C2 DE3226968C2 DE3226968A DE3226968A DE3226968C2 DE 3226968 C2 DE3226968 C2 DE 3226968C2 DE 3226968 A DE3226968 A DE 3226968A DE 3226968 A DE3226968 A DE 3226968A DE 3226968 C2 DE3226968 C2 DE 3226968C2
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- airfoil
- profile
- thickness
- chord
- heights
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
- B64C11/16—Blades
- B64C11/18—Aerodynamic features
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/20—Rotors
- F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
- F05D2240/301—Cross-sectional characteristics
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Paints Or Removers (AREA)
- Materials For Photolithography (AREA)
- Saccharide Compounds (AREA)
Description
Die Erfindung betrifft ein Rotor- oder Propellerblatt der im Oberbegriff des Patentanspruchs 1 angegebenen Art.The invention relates to a rotor or propeller blade Art specified in the preamble of claim 1.
Gegenwärtige und erwartete Trends im Luftverkehr haben zum Entwurf einer neuen Generation von Turbopropnahverkehrsflugzeugen geführt, deren Indienststellung für die Mitte der 80er Jahre erwartet wird. Es handelt sich dabei um Kurzstreckenflugzeuge, die kleine Flugplätze bedienen sollen, welche sich relativ nahe bei bewohnten Gebieten befinden. Demgemäß werden die Fernfeldgeräuschbeschränkungen für das Flugzeug ziemlich nachdrücklich sein. Das Nahverkehrsflugzeug wird überwiegend von Reisenden in den Anfangs- und Endphasen von Reisen benutzt werden, wobei der Hauptteil der Reisestrecke mit modernen, komfortablen Turbofan-Großraumflugzeugen zurückgelegt werden wird. Demgemäß werden die Forderungen an das Nahverkehrsflugzeug bezüglich Sicherheit, Komfort, Zuverlässigkeit und niedrigem Kabinengeräuschpegel streng sein.Have current and anticipated trends in air travel to design a new generation of turboprop aircraft led whose commissioning for the Is expected in the mid-80s. These are short-haul aircraft that serve small airfields should, which are relatively close to inhabited Areas are located. Accordingly, the far field noise restrictions become pretty emphatic for the airplane be. The commuter aircraft is predominantly used by travelers used in the beginning and end of travel the main part of the route with modern, comfortable large-capacity turbofan aircraft will be. Accordingly, the requirements for the Commuter aircraft in terms of safety, comfort, reliability and low cabin noise levels.
Zum Einhalten dieser strengen Fernfeld- und Kabinengeräuschbeschränkungen muß die Propellerspitzengeschwindigkeit auf einem Minimum gehalten werden. Da jedoch die neuen Nahverkehrsflugzeuge dafür ausgelegt sind, von kurzen Rollbahnen aus zu operieren, müssen diese niedrigen Propellerspitzengeschwindigkeiten den Propellern hohe Blattschubwerte (Auftriebsbeiwerte) bei niedrigen Blattgewichten (niedrigen Blattdichten) im Start- und Steigflugbetrieb verleihen. Selbst bei einer Minimierung der Propellerspitzengeschwindigkeit ist die Luftgeschwindigkeit über den Propellerblattoberflächen notwendigerweise ziemlich groß. Zum Vermeiden von ausgeprägten Stoßwellen und der davon begleiteten Strömungsablösung sowie der sich daraus ergebenden Einbuße an Leistung ist es notwendig, die kritischen Machzahlen, die den Flugzeugpropellerblattquerschnitten zugeordnet sind, zu maximieren. Für einen höheren Wirkungsgrad sind auch hohe Verhältnisse zwischen Auftrieb und Luftwiderstand bei Reiseflugbedingungen erforderlich.To comply with these stringent far-field and cabin noise restrictions the propeller tip speed must be be kept to a minimum. However, there the new commuter aircraft are designed by short taxiways To operate from these low propeller tip speeds must the propellers have high blade thrust values (lift coefficients) with low sheet weights (low sheet densities) lend during take-off and climb operations. Even if the propeller tip speed is minimized is the air speed over the propeller blade surfaces necessarily quite large. To avoid of pronounced shock waves and those accompanied by them Flow separation and the resulting loss in terms of performance it is necessary to have the critical Mach numbers that are assigned to the aircraft propeller blade cross-sections maximize. For a higher degree of efficiency are also high Relationship between lift and drag in cruising conditions necessary.
Außer dem Erfüllen der oben erwähnten Forderungen an die aerodynamische Leistung und die Geräuschbeschränkungen müssen die Propellerblätter mit bekannten Fertigungstechniken hergestellt werden können und sollten einem Minimum an Beschädigungsgefahr sowohl durch die normale Handhabung als auch durch den Aufprall von Fremdobjekten ausgesetzt sein. In addition to meeting the above-mentioned requirements for the aerodynamic performance and the noise restrictions must the propeller blades with known manufacturing techniques Can and should be produced with a minimum of damage both through normal handling and also be exposed to the impact of foreign objects.
Bei dem Rotor- oder Propellerblatt für Flugzeuge, wie es im Oberbegriff des Patentanspruchs 1 angegeben ist, wird von einem Stand der Technik ausgegangen, der der GB-PS 4 59 096 aus dem Jahre 1937 entspricht. Dieser Stand der Technik befaßt sich mit der Schaffung eines Schraubenpropellers, dessen Aubau eine Erhöhung der Motordrehzahlen und infolgedessen eine Erhöhung des Wirkungsgrades und der Leistung der Motoren gestattet und dem Propeller ermöglicht, mit Geschwindigkeiten im Bereich und über der Schallgeschwindigkeit zu arbeiten. Zu diesem Zweck ist bei dem Schraubenpropeller das Material in den Propellerblättern so verteilt, daß der Schraubenpropeller äußerste Festigkeit und Steifigkeit aufweist, um die hohen Belastungen aufgrund der bei den hohen Drehzahlen auftretenden Fliehkraft aushalten zu können. Der GB-PS 4 59 096 ist keine Flügelprofilformausbildung der Schraubenpropellerblätter zu entnehmen, die das Erfüllen der oben erwähnten Forderungen an die aerodynamische Leistung und insbesondere an die Geräuschbeschränkungen ermöglichen würde.In the case of the rotor or propeller blade for aircraft, as it is in The preamble of claim 1 is indicated by based on a state of the art, that of GB-PS 4 59 096 from 1937. This prior art addresses deal with the creation of a screw propeller whose Aubau an increase in engine speeds and as a result an increase in efficiency and performance the motors allowed and the propellers allowed at speeds in the range and above the speed of sound to work. This is the purpose of the screw propeller the material in the propeller blades is distributed in such a way that that the screw propeller is extremely strong and stiff has to cope with the high loads due to the to withstand the high speeds occurring centrifugal force can. The GB-PS 4 59 096 is not a wing profile shape training on the screw propeller blades, which the Meet the aerodynamic requirements mentioned above Performance and in particular the noise restrictions would allow.
Zu den bekannten Flügelprofilfamilien, die Propeller und dgl. definieren, gehören die Flügelprofile der NACA-Serien 6 und 16, die bislang eine ausreichende aerodynamische Leistung und eine ausreichende Geräuschbeschränkung gebracht haben. Für die oben erwähnte neue Generation von Nahverkehrsflugzeugen liegen jedoch die Leistungskenndaten von Propellern, die durch solche Flügelprofilformen definiert werden, bestenfalls nahe der untersten Grenze. Neuere Flügelprofile wie das Lieback-Flügelprofil, das Wortmann-Flügelprofil, das superkritische Flügelprofil nach Whitcomb oder nach der US-PS 42 40 598 und das GAW-Flügelprofil sind für spezielle Tragflügelkonfigurationen entworfen worden und sind als solche für den allgemeinen Gebrauch bei Propellern ungeeignet, weil diese Flügelprofile meistens Formen beinhalten, die für die Propellerherstellung unter baulichen Gesichtspunkten sowie unter Fertigungsgesichtspunkten unerwünscht sind.Among the well-known airfoil families, the propellers and Like. Define, belong the wing profiles of the NACA series 6 and 16, which so far had sufficient aerodynamic performance and brought sufficient noise restriction to have. For the new generation of Local airliners, however, have the performance indicators of propellers made by such airfoil shapes be defined, at best close to the lowest limit. Newer wing profiles such as the Lieback wing profile, the Wortmann wing profile, the supercritical wing profile according to Whitcomb or according to US-PS 42 40 598 and the GAW wing profile are for special wing configurations have been designed and are as such unsuitable for general propeller use, because these wing profiles mostly contain shapes that for the production of propellers from a structural point of view as well as undesirable from a manufacturing point of view are.
Aufgabe der Erfindung ist es, ein Rotor- oder Propellerblatt der im Oberbegriff des Patentanspruchs 1 angegebenen Art so zu verbessern, daß es hohe Auftriebsbeiwerte hat, insbesondere im Start- und Steigflugbetrieb eines Flugzeuges, hohe Verhältnisse von Auftrieb zu Luftwiderstand während des Reiseflugbetriebes, hohe kritische Machzahlen über einem ausgedehnten Betriebsbereich und in bekannter Propellerfertigungstechnik herstellbar ist.The object of the invention is to provide a rotor or propeller blade that specified in the preamble of claim 1 To improve the type so that it has high lift coefficients, especially when an aircraft is taking off and climbing, high lift to drag ratios during of cruise operations, high critical Mach numbers over an extensive operating area and in a well-known Propeller manufacturing technology can be produced.
Diese Aufgabe ist erfindungsgemäß durch die im Patentanspruch 1 angegebenen Merkmale gelöst.According to the invention, this object is achieved by the claims 1 specified features solved.
Das Rotor- oder Propellerblatt nach der Erfindung ist durch eine neue Familie von Flügelprofilformen gekennzeichnet, für die die genaue Lage der Stellen maximaler Dicke (Dickenrücklage) und maximaler Wölbung (Wölbungsrücklage) im kennzeichnenden Teil des Anspruchs 1 angegeben ist.Es sind diese Dicken- und Wölbungsrücklagen, die dem Rotor- oder Propellerblatt nach der Erfindung eine erheblich verbesserte Leistung bei niedrigen Oberflächen-Machzahlen (und deshalb minimalen Vorderkantenstoßwellen) und minimaler Grenzschichtverdickung oder -ablösung über dem vorderen Teil des Blattes resultierend aus allmählicher Druckrückgewinnung über dem hinteren Teil des Blattes geben. The rotor or propeller blade according to the invention is through featured a new family of airfoil shapes, for the exact location of the places of maximum thickness (Thickness reserve) and maximum curvature (curvature reserve) is indicated in the characterizing part of claim 1.Es are these thickness and curvature reserves that the rotor or propeller blade according to the invention a considerably improved one Performance at low surface Mach numbers (and therefore minimal leading edge shock waves) and minimal Boundary layer thickening or detachment over the front Part of the sheet as a result of gradual pressure recovery over the back of the sheet.
Bei dem Propeller- oder Rotorblatt gemäß der Erfindung weisen die Flügelprofilformen jeweils einen abgerundeten, insgesamt parabolischen Vorderkantenteil auf, der in eine Druckfläche übergeht, die bei Dickenverhältnissen von weniger als etwa 0,15 einen vorderen konvexen Teil hat, der seinerseits in einen konkaven hinteren Teil übergeht. Für Dickenverhältnisse über etwa 0,15 ist die hintere Druckfläche auf ihrer Länge etwas konvex. Der Vorderkantenteil geht außerdem in eine konvexe Saugfläche über, die gemeinsam mit der hinteren Druckfläche in eine etwas stumpfe Hinterkante übergeht. Der abgerundete Vorderkantenteil bewirkt bei relativ großen Anstellwinkeln und niedrigen Machzahlen und der hervorstehende vordere Druckflächenteil bewirkt bei relativ kleinen Anstellwinkeln und hohen Machzahlen, daß das Ausmaß an Drehung der Luftströmung über der Flügelprofiloberfläche verringert wird und dadurch die örtlichen Oberflächen-Machzahlen verringert und niedrigere Druckgradienten als bei den bekannten Flügelprofilformen aufrechterhalten werden. Der etwas stumpfe Hinterkantenteil legt einen hinteren Saugflächenteil fest, bei welchem eine allmähliche Druckrückgewinnung erfolgt, wodurch die Strömungsablösung von der Saugfläche minimiert wird. Eine verbesserte aerodynamische Leistung wird bei Machzahlen erzielt, die für Blattspitzengeschwindigkeiten charakteristisch sind, welche ausreichend niedrig sind, um eine bessere Fernfeld- und Kabinengeräuschminimierung zu erzielen.In the propeller or rotor blade according to the invention, the Wing profile shapes each one rounded, overall parabolic leading edge part on the merges into a printing area that is at Aspect ratios of less than about 0.15 one has front convex part, which in turn turns into a concave rear part passes over. For thickness ratios over about 0.15 is the rear pressure area along its length somewhat convex. The leading edge part goes as well into a convex suction surface that is common with the back pressure surface into a somewhat blunt one Trailing edge. The rounded leading edge part causes at relatively large angles of attack and low Mach numbers and the protruding front pressure surface part causes at relatively small angles of attack and high Mach numbers, that the amount of rotation of the air flow about the airfoil surface is reduced and thereby the Reduced local surface Mach numbers and lower pressure gradients than with the known wing profile shapes be maintained. The somewhat blunt trailing edge part defines a rear suction surface part in which a gradual pressure recovery takes place, whereby the Flow separation from the suction surface is minimized. One improved aerodynamic performance is obtained at Mach numbers achieved, which is characteristic of blade tip speeds which are sufficiently low to achieve better far-field and cabin noise reduction.
Mehrere Ausführungsbeispiele der Erfindung werden im folgenden unter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher beschrieben. Es zeigt Several embodiments of the invention are set forth below described in more detail with reference to the drawings. It shows
Fig. 1 ein Diagramm der Start- und Steigflugauftriebs- und -luftwiderstandsleistung von typischen Nieder- und Hochgeschwindigkeitsflügelprofilen bei verschiedenen Anstellwinkeln, Fig. 1 is a diagram of the starting and Steigflugauftriebs- and -luftwiderstandsleistung of typical low and high speed airfoil at various angles of attack,
Fig. 2 ein Diagramm der Reiseflugleistung (Auftrieb/Luftwiderstand) von typischen Hoch- und Niedergeschwindigkeitsflügelprofilen bei verschiedenen Werten des Auftriebsbeiwerts, Fig. 2 is a diagram of the cruise performance (lift / drag) of typical high and low speed airfoil sections at different values of lift coefficient,
Fig. 3 eine Reihe von vergrößert dargestellten Flügelprofilformen von Querschnitten eines Blattes nach der Erfindung und eine Draufsicht auf das Blatt, die exemplarische Orte dieser Querschnitte längs der Blattachse zeigt, Figure 3 is a series of enlarged illustrated airfoil shapes of cross sections of a sheet according to the invention and a plan view of the blade showing exemplary locations shown. These cross-sections along the blade axis,
Fig. 4 ein Diagramm der Wölbungslinien und der Dicken einer Familie von Flügelprofilformen, in der die Flügelprofilformen des in Fig. 3 gezeigten Blattes enthalten sind, Fig. 4 is a diagram of the camber lines and thicknesses of a family of airfoil shapes which includes the airfoil shapes of the blade shown in Fig. 3;
Fig. 5 die Flügelprofilform eines Querschnittes des in Fig. 3 gezeigten Blattes, Fig. 5 shows the airfoil shape of a cross section of the blade shown in Fig. 3,
Fig. 6 einen Querschnitt eines bekannten Flügelprofils der NACA-Serie 16, Fig. 6 shows a cross section of a known airfoil of NACA Series 16,
Fig. 7 eine Seitenansicht des NACA-Flügelprofils in Fig. 5 im Start-, Steig- und Reiseflugbetrieb, FIG. 7 shows a side view of the NACA airfoil in FIG. 5 in take-off, climb and cruise operation;
Fig. 8 eine Seitenansicht einer der Flügelprofilformen in Fig. 3 im Start-, Steig- und Reiseflugbetrieb, die Fig. 8 is a side view of one of the airfoil shapes in Fig. 3 in take-off, climb and cruise operation, the
Fig. 9-12 Diagramme des Druckbeiwerts und der Machzahl längs der Druck- und Saugflächen einer der Flügelprofilformen des Blattes nach der Erfindung und eines entsprechenden Flügelprofils der NACA-Serie 16, die Fig. 9-12 graphs of the pressure coefficient and the Mach number along the pressure and suction surfaces of the airfoil shapes of the sheet according to the invention and a corresponding airfoil of NACA Series 16
Fig. 13 und 14 Diagramme von Auftriebs- und Luftwiderstandsbeiwerten für eine der Flügelprofilformen des Blattes nach der Erfindung bei verschiedenen Anstellwinkeln, die Fig. 13 and 14 are diagrams of lift and drag coefficients for one of the airfoil shapes of the sheet according to the invention at different angles of incidence, the
Fig. 15 und 16 Diagramme von Auftriebs- und Luftwiderstandsbeiwerten ähnlich denen in den Fig. 13 und 14 für ein entsprechendes bekanntes Flügelprofil der NACA-Serie 16, die FIGS. 15 and 16 are diagrams of lift and drag coefficients similar to those in FIGS. 13 and 14 are known for a corresponding wing profile of the NACA Series 16
Fig. 17 und 18 Diagramme von Auftriebs- und Luftwiderstandsbeiwerten bzw. von Verhältnissen von Auftrieb zu Luftwiderstand für eine der Flügelprofilformen des Blattes nach der Erfindung und für ein entsprechendes Flügelprofil der NACA-Serie 16, die FIGS. 17 and 18 are diagrams of lift and drag coefficients or ratios of lift to drag for the wing profile shapes of the sheet according to the invention and for a corresponding wing profile of the NACA Series 16
Fig. 19 und 20 Leistungskarten des Wirkungsgrades und des Leistungskoeffizienten bei hohen Mach-Zahlen, aufgetragen über dem Fortschrittsgrad, für einen Propeller, dessen Blätter die Flügelprofilformen des Rotor- oder Propellerblattes nach der Erfindung haben, bzw. für einen Propeller, dessen Blätter Flügelprofilformen der NACA-Serie 16 haben, und FIGS. 19 and 20 performance maps of the efficiency and the coefficient of performance at high Mach numbers, plotted against the progress degree, a propeller whose blades have airfoil shapes of the rotor or propeller blade according to the invention, or of a propeller whose blades airfoil shapes of the NACA series 16 have, and
Fig. 21 ein Diagramm des Wirkungsgrades über dem Fortschrittsverhältnis bei niedrigen Mach-Zahlen für die Propeller, deren Leistungskarten in den Fig. 19 und 20 dargestellt sind. Fig. 21 is a diagram of the efficiency over the progress ratio at low Mach numbers for the propeller, the performance maps are shown in Figs. 19 and 20.
Allgemein ist der Propellerblattquerschnittsschub durch folgenden Ausdruck gekennzeichnet:In general, the propeller blade thrust is as follows Expression marked:
T ∝ CLcV²T ∝ C L cV²
wobei:
T der Schub ist,
∝ ein Proportionalitätszeichen ist,
CL der Auftriebsbeiwert ist,
c die Profilsehnenlänge des Querschnittes ist und
V die Querschnittsrelativgeschwindigkeit ist.whereby:
T is the thrust
∝ is a symbol of proportionality,
C L is the lift coefficient,
c is the chord length of the cross-section and
V is the cross-sectional relative speed.
Eine Überprüfung dieses Ausdrucks zeigt, daß, wenn die Profilsehnenlänge c für minimales Gewicht reduziert wird und wenn die Querschnittsrelativgeschwindigkeit V für geringes Geräusch reduziert wird, der Querschnittsauftriebsbeiwert CL vergrößert werden muß, um einen bestimmten Schub aufrechtzuerhalten. Demgemäß muß der Auftriebsbeiwert maximiert werden, um eine bestimmte Querschnittsschubabgabe zu erzielen, wenn die Profilsehnenlänge und die Querschnittsrelativgeschwindigkeit zur Gewichts- und Geräuschminimierung reduziert werden. Gleichzeitig ist zu erkennen, daß für den Reiseflugbetrieb mit niedrigen Betriebsauftriebsbeiwerten und hohen Querschnittsmachzahlen die Flügelprofile oder -querschnitte durch große Verhältnisse von Auftrieb zu Luftwiderstand gekennzeichnet sein müssen.Examination of this expression shows that if the chord length c is reduced for minimum weight and if the cross-sectional relative velocity V is reduced for low noise, the cross-sectional lift coefficient C L must be increased in order to maintain a certain thrust. Accordingly, the coefficient of lift must be maximized in order to achieve a particular cross-sectional thrust output when the chord length and the cross-sectional relative speed are reduced in order to minimize weight and noise. At the same time it can be seen that for cruise operations with low operational lift coefficients and high cross-sectional machine numbers, the wing profiles or cross-sections must be characterized by large ratios of lift to air resistance.
Bislang ist es extrem schwierig gewesen, eine hohe aerodynamische Leistung sowohl bei Start- als auch bei Reiseflugbedingungen mit einem Rotor- oder Propellerblatt zu erzielen, das Querschnittsformen aus einer vorhandenen Flügelprofilfamilie hat. In Fig. 1 bezeichnen die dunkelgetönten Gebiete der Kurve die Leistungsabgabemöglichkeiten eines typischen Niedergeschwindigkeitsflügelprofils und eines typischen Hochgeschwindigkeitsflügelprofils bei Auftriebsbeiwerten, welche Propellerstart- und -steigflugbedingungen repräsentieren. Es ist zu erkennen, daß ein herkömmliches "Niedergeschwindigkeits"-Flügelprofil einen viel größeren Auftriebsbeiwert und einen wesentlich kleineren Luftwiderstand bei Startbedingungen aufweist als ein herkömmliches "Hochgeschwindigkeits"-Flügelprofil, weshalb seine Verwendung erwünschter wäre als die des Hochgeschwindigkeitsflügelprofils. Gemäß Fig. 2, in der das dunkelgetönte Gebiet die Leistungsabgabemöglichkeiten derselben beiden Flügelprofile im Reiseflugbetrieb angibt, ist jedoch die Verwendung des Hochgeschwindigkeitsflügelprofils viel erwünschter als die des Niedergeschwindigkeitsflügelprofils, weil es wesentlich höhere Verhältnisse von Auftrieb zu Luftwiderstand bei Auftriebsbeiwerten, die normalen Reiseflugbedingungen entsprechen, aufweist. In den Fig. 1 und 2 veranschaulichen die mit gestrichelten Linien dargestellten Kurven die Leistung des Flügelprofils HS1 eines Rotor- oder Propellerblattes nach der Erfindung. Aus diesen Kurven ist ohne weiteres zu erkennen, daß dieses Flügelprofil die Start- und Steigflugleistungskenndaten aufweist, die fast gleich denen des herkömmlichen Niedergeschwindigkeitsflügelprofils sind, sowie die Reiseflugkenndaten des Hochgeschwindigkeitsflügelprofils, und das alles vereinigt in einem einzigen Rotor- oder Propellerblatt mit neuen Flügelprofilformen, wie sie in Fig. 3 gezeigt sind.Heretofore, it has been extremely difficult to achieve high aerodynamic performance in both takeoff and cruise conditions with a rotor or propeller blade that has cross-sectional shapes from an existing family of airfoils. In Fig. 1, the shaded areas of the curve denote the power output possibilities of a typical low-speed airfoil and a typical high-speed airfoil with lift coefficients which represent propeller take-off and climb conditions. It can be seen that a conventional "low speed" airfoil has a much larger coefficient of lift and drag in take-off conditions than a conventional "high speed" airfoil, and therefore its use would be more desirable than that of the high speed airfoil. According to Fig. 2, in which the darkened area indicates the power output possibilities of the same two airfoils in cruise operation, the use of the high-speed airfoil is much more desirable than that of the low-speed airfoil, because it has significantly higher ratios of lift to drag at lift coefficients that correspond to normal cruise conditions . In Figs. 1 and 2, the curves shown with dashed lines illustrate the performance of the airfoil HS1 of a rotor or propeller blade according to the invention. From these curves it can be readily seen that this airfoil has the take-off and climb performance characteristics that are almost the same as those of the conventional low-speed airfoil, as well as the cruise characteristics of the high-speed airfoil, and all of this combined in a single rotor or propeller blade with new airfoil shapes, such as they are shown in FIG .
Fig. 3 zeigt eine Reihe von Flügelprofilformen oder Querschnitten des Rotor- oder Propellerblattes nach der Erfindung. Jeder Querschnitt ist durch eine Kennzahl gekennzeichnet, die aus drei Ziffern besteht, welche den Entwurfsauftriebsbeiwert multipliziert mit 10 (erste Ziffer) und den Dickenbeiwert multipliziert mit 100 (die letzten beiden Ziffern) angeben. So ist beispielsweise die oberste Flügelprofilform gekennzeichnet durch einen Entwurfsauftriebsbeiwert von 0,4 und ein Dickenverhältnis von 0,04, die zweite Flügelprofilform durch einen Entwurfsauftriebsbeiwert von 0,6 und ein Dickenverhältnis von 0,06, die dritte Flügelprofilform durch einen Entwurfsauftriebsbeiwert von 0,7 und ein Dickenverhältnis von 0,08, die vierte Flügelprofilform durch einen Entwurfsauftriebsbeiwert von 0,7 und ein Dickenverhältnis von 0,12, die fünfte Flügelprofilform durch einen Entwurfsauftriebsbeiwert von 0,6 und ein Dickenverhältnis von 0,20, und die sechste Flügelprofilform durch einen Entwurfsauftriebsbeiwert von 0,4 und ein Dickenverhältnis von 0,30. Fig. 3 veranschaulicht die Orte der Flügelprofilformen auf einem einzelnen Rotor- oder Propellerblatt. Es ist zu erkennen, daß sich die 404-Flügelprofilform im Bereich der Blattspitze befindet, daß sich die 430-Flügelprofilform an der Blattwurzel befindet und daß sich die 620-Flügelprofilform an einer Stelle 0,175mal der Spannweite befindet, also ungefähr um das 0,175fache der Länge der Blattlängsachse von der Blattwurzel entfernt ist. Die übrigen Flügelprofilformen befinden sich ungefähr an der Stelle 0,425mal der Spannweite, gemessen ab der Blattwurzel, an der Stelle 0,625mal der Spannweite und an der Stelle 0,825mal der Spannweite. Die Profilsehnen der Flügelprofilformen sind zwar alle mit derselben Länge dargestellt, es ist jedoch klar, daß Entwurfsüberlegungen hinsichtlich der Blattverjüngung die relativen Größen der Flügelprofilformen festlegen werden und daß sich die Erfindung nicht auf irgendeine spezifische Größenbeziehung zwischen den Flügelprofilformen beschränkt. Fig. 3 shows a number of airfoil shapes or cross-sections of the rotor or propeller blade according to the invention. Each cross-section is identified by an index consisting of three digits, which indicate the design lift coefficient multiplied by 10 (first digit) and the thickness factor multiplied by 100 (the last two digits). For example, the top airfoil shape is characterized by a design lift coefficient of 0.4 and a thickness ratio of 0.04, the second airfoil shape by a design lift coefficient of 0.6 and a thickness ratio of 0.06, and the third airfoil shape by a design lift coefficient of 0.7 and an aspect ratio of 0.08, the fourth airfoil shape by a design lift coefficient of 0.7 and a thickness ratio of 0.12, the fifth airfoil shape by a design lift coefficient of 0.6 and an aspect ratio of 0.20, and the sixth airfoil shape by one Design lift coefficient of 0.4 and a thickness ratio of 0.30. Figure 3 illustrates the locations of the airfoil shapes on a single rotor or propeller blade. It can be seen that the 404 airfoil shape is located in the area of the blade tip, that the 430 airfoil shape is located at the blade root and that the 620 airfoil shape is at a point 0.175 times the span, i.e. approximately 0.175 times that The length of the longitudinal axis of the leaf is removed from the leaf root. The remaining wing profile shapes are approximately at the point 0.425 times the span, measured from the blade root, at the point 0.625 times the span and at the point 0.825 times the span. While the chords of the airfoil shapes are shown all of the same length, it will be understood that design considerations regarding the blade taper will determine the relative sizes of the airfoil shapes and that the invention is not limited to any specific size relationship between the airfoil shapes.
Diejenigen Querschnitte des Rotor- oder Propellerblattes, die sich zwischen den in Fig. 3 gezeigten Flügelprofilformen befinden, sind durch eine Übergangsfläche definiert, die die entsprechenden Teile von jeweils zwei benachbarten Flügelprofilformen verbindet. Die Flügelprofilformen werden selbstverständlich auf bekannte Weise gegeneinander winkelversetzt sein, damit das Blatt eine ausreichende Verdrehung aufweist, die die veränderlichen Blattanstellwinkel ergibt, welche durch die geforderte aerodynamische Leistung diktiert werden.Those cross-sections of the rotor or propeller blade which are located between the airfoil shapes shown in FIG. 3 are defined by a transition surface which connects the corresponding parts of two adjacent airfoil shapes. The airfoil shapes will of course be angularly offset from one another in a known manner so that the blade has sufficient twist to produce the variable blade angles of attack which are dictated by the required aerodynamic performance.
Die folgenden Tabellen geben die präzisen dimensionslosen Koordinaten einer Anzahl von Flügelprofilformen oder -querschnitten des Rotor- oder Propellerblattes nach der Erfindung an, wobei x/c dimensionslose Orte auf der Sehnenlänge des Profils, "(y/c) oben" dimensionslose Höhen von Punkten auf der Saugfläche ab der Profilsehne und "(y/c) unten" dimensionslose Höhen von Punkten auf der Druckfläche ab der Profilsehne sind. The following tables give the precise dimensionless Coordinates of a number of airfoil shapes or cross-sections of the rotor or propeller blade according to the invention, wherein x / c dimensionless locations on the chord length of the profile, "(y / c) above" dimensionless heights of points on the suction surface from the profile chord and "(y / c) below" dimensionless heights of points on the printing surface from the profile chord.
Fig. 4 zeigt ein Diagramm der Wölbungs- und der Dickenlinien von verschiedenen Flügelprofilformen des Blattes nach der Erfindung, wobei x/c dimensionslose Orte auf der Sehnenlänge des Profils m/c die dimensionslose Höhe der Wölbungslinie ab der Profilsehne und t/c die dimensionslose Gesamtdicke der Flügelprofilform an dem entsprechenden Profilsehnenort der Wölbungslinie angibt. tmax/c gibt das Dickenverhältis der verschiedenen Flügelprofilformen an. Fig. 4 shows a diagram of the buckle and the thick lines of different airfoil shapes the sheet according to the invention, wherein x / c dimensionless locations on the chord length of the profile m / c is the dimensionless height of the camber line from the chord line and t / c is the dimensionless overall thickness indicates the wing profile shape at the corresponding chord location of the curvature line. t max / c indicates the thickness ratio of the various airfoil shapes.
Jede Flügelprofilform hat einen eindeutigen Ort auf der
Profilsehne, wo die maximale Dicke vorliegt, was als Dickenrücklage
bezeichnet wird, und einen eindeutigen Ort auf
der Profilsehne, wo die maximale Wölbung vorliegt, was als
Wölbungsrücklage bezeichnet wird. Wenn diese Flügelprofilformen
in einem einzelnen Rotor- oder Propellerblatt vereinigt
sind, ergeben sich eine glatte, durchgehende obere und
untere Oberfläche. Das Rotor- oder Propellerblatt ist dabei
dadurch gekennzeichnet, daß
eine erste Flügelprofilform im Bereich der Blattspitze ein
Dickenverhältnis von 0,04, eine Dickenrücklage von etwa
0,35 und eine Wölbungsrücklage von etwa 0,5 hat;
eine zweite Flügelprofilform an der Stelle 0,825mal der
Spannweite ein Dickenverhältnis von 0,06, eine Dickenrücklage
von etwa 0,34 und eine Wölbungsrücklage von etwa 0,50
hat;
eine dritte Flügelprofilform an der Stelle 0,625mal der
Spannweite ein Dickenverhältnis von 0,08, eine Dickenrücklage
von etwa 0,32 und eine Wölbungsrücklage von etwa 0,50
hat;
eine vierte Flügelprofilform an der Stelle 0,425mal der
Spannweite ein Dickenverhältnis von 0,12, eine Dickenrücklage
von etwa 0,34 und eine Wölbungsrücklage von etwa 0,38
hat;
eine fünfte Flügelprofilform an der Stelle 0,175mal der
Spannweite ein Dickenverhältnis von 0,20, eine Dickenrücklage
von etwa 0,315 und eine Wölbungsrücklage von etwa
0,315 und eine Wölbungsrücklage von etwa 0,30 hat; und
eine sechste Flügelprofilform an der Blattwurzel ein Dickenverhältnis
von 0,30, eine Dickenrücklage von etwa 0,310
und eine Wölbungsrücklage von etwa 0,29 hat;
wobei alle Flügelprofilformen einen Hinterkantenteil mit
einer Dicke haben, die etwa gleich 10% der maximalen Dicke
der Flügelprofilform ist.Each airfoil shape has a unique location on the chord where the maximum thickness is present, which is referred to as the thickness reserve, and a unique location on the chord where the maximum camber is present, which is referred to as the camber reserve. When these airfoil shapes are combined in a single rotor or propeller blade, the result is a smooth, continuous top and bottom surface. The rotor or propeller blade is characterized in that
a first airfoil shape in the area of the blade tip has a thickness ratio of 0.04, a thickness reserve of about 0.35 and a camber reserve of about 0.5;
a second airfoil shape at 0.825 times the span has a thickness ratio of 0.06, a thickness setback of about 0.34, and a camber setback of about 0.50;
a third airfoil shape at 0.625 times the span has a thickness ratio of 0.08, a thickness setback of about 0.32, and a camber setback of about 0.50;
a fourth airfoil shape at 0.425 times the span has a thickness ratio of 0.12, a thickness setback of about 0.34, and a camber setback of about 0.38;
a fifth airfoil shape at 0.175 times the span has a thickness ratio of 0.20, a thickness setback of about 0.315 and a camber setback of about 0.315 and a camber setback of about 0.30; and
a sixth airfoil shape at the blade root has an aspect ratio of 0.30, a thickness reserve of about 0.310, and a camber reserve of about 0.29;
wherein all of the airfoil shapes have a trailing edge portion with a thickness that is approximately equal to 10% of the maximum thickness of the airfoil shape.
Aus vorstehenden Darlegungen und an Hand von Fig. 5, die die 708-Flügelprofilform zeigt, ist zu erkennen, daß das Rotor- oder Propellerblatt nach der Erfindung auf im wesentlichen der gesamten Länge seiner Profilsehne durch Flügelprofil- oder -querschnittsformen gekennzeichnet ist, die jeweils einen abgerundeten, insgesamt parabolischen Vorderkantenteil 10 aufweisen, der in eine Druckfläche 15 übergeht, die einen vorderen konvexen Teil 20 hat, der in einen hinteren Teil 25 übergeht. Der vordere Teil geht außerdem in eine konvexe Saugfläche 30 über, wobei die Druck- und die Saugfläche gemeinsam in eine etwas stumpfe Hinterkante 35 übergehen. Gemäß Fig. 3 ist für Dickenverhältnisse von weniger als etwa 0,15 der hintere Teil 25 der Druckfläche in der Form konkav, so daß der vordere Teil der Druckfläche hervorstehend ausgebildet ist. Bei diesen Dickenverhältnissen geht der konvexe hervorstehende Teil in den konkaven hinteren Teil in einem Abstand von der Flügelprofilvorderkante über, der ungefähr 10-15% der Flügelprofilsehnenlänge entspricht. Bei Dickenverhältnissen über 0,15 ist der hintere Teil 25 konvex.From the above explanations and with reference to FIG. 5, which shows the 708 airfoil shape, it can be seen that the rotor or propeller blade according to the invention is characterized over substantially the entire length of its chord by airfoil or cross-sectional shapes, each of which have a rounded, generally parabolic leading edge part 10 which merges into a pressure surface 15 which has a front convex part 20 which merges into a rear part 25. The front part also merges into a convex suction surface 30 , the pressure and suction surfaces merging together into a somewhat blunt rear edge 35 . Referring to Fig. 3, for thickness ratios less than about 0.15, the rear portion 25 of the pressure surface is concave in shape so that the front portion of the pressure surface is protruding. With these thickness ratios, the convex protruding part merges into the concave rear part at a distance from the airfoil leading edge which corresponds to approximately 10-15% of the airfoil chord length. In the case of thickness ratios above 0.15, the rear part 25 is convex.
Es sei außerdem angemerkt, daß die relativ abgerundete Vorderkante des Rotor- oder Propellerblattes nach der Erfindung die Gefahr einer Beschädigung durch normale Handhabung und durch Aufprall von Fremdobjekten minimiert. It should also be noted that the relatively rounded leading edge the rotor or propeller blade according to the invention the danger damage from normal handling and by Impact from foreign objects minimized.
Fig. 6 zeigt die allgemeine Form eines Flügelprofils der NACA-Serie 16, die bei Propellerblättern von heutigen Turbopropnahverkehrsflugzeugen überwiegend benutzt wird. Es ist zu erkennen, daß die Flügelprofilformen, die das Blatt nach der Erfindung kennzeichnen, von der Form des Flügelprofils der Serie 16 leicht unterscheidbar sind. Als erstes ist zu bemerken, daß das Flügelprofil der Serie 16 eine konkave Druckfläche über der gesamten Blattprofilsehne hat, während die Flügelprofilformen des Blattes nach der Erfindung den konvexen Teil aufweisen, der sich wenigstens über die vorderen 10-15% der Druckfläche erstreckt. Es ist außerdem zu erkennen, daß das Flügelprofil der NACA- Serie 16 einen relativ scharfen Vorderkantenteil aufweist, während die Flügelprofilformen des Blattes nach der Erfindung, insbesondere diejenigen Formen, die ein Dickenverhältnis von über 0,06 haben, abgerundete Vorderkantenteile und relativ stumpfe Hinterkanten für höhere kritische Machzahlen an den vorderen Blatteilen und für eine bessere Druckrückgewinnung an den hinteren Blatteilen aufweisen. Fig. 6 shows the general shape of an airfoil of the NACA series 16, which is predominantly used in propeller blades of today's turboprop aircraft. It can be seen that the airfoil shapes which characterize the blade of the invention are easily distinguishable from the shape of the 16 series airfoil. First of all, it should be noted that the series 16 airfoil has a concave pressure surface over the entire airfoil chord, while the airfoil shapes of the blade according to the invention have the convex portion which extends over at least the front 10-15% of the pressure surface. It can also be seen that the airfoil of the NACA series 16 has a relatively sharp leading edge portion, while the airfoil shapes of the blade according to the invention, especially those shapes which have a thickness ratio of over 0.06, rounded leading edge portions and relatively blunt trailing edges for have higher critical Mach numbers on the front blade parts and for better pressure recovery on the rear blade parts.
Die bessere Leistung des Rotor- oder Propellerblattes nach der Erfindung (HS1) wird in den Fig. 7 und 8 mit der Leistung des herkömmlichen Flügelprofils der NACA-Serie 16 verglichen. Gemäß Fig. 7 erzeugt beim Start und bei großen Anstellwinkeln die scharfe Nase des Flügelprofils der Serie 16 eine Stoßwelle an der Vorderkante, die eine ausgedehnte Ablösung der Grenzschicht längs der Saugfläche des Blattes verursacht, während die Flügelprofilform des Rotor- oder Propellerblattes nach der Erfindung, die eine viel abgerundetere Vorderkante hat, keine so hohen örtlichen Machzahlen ergibt und deshalb einen flacheren Druckgradienten aufrechterhält, der der Grenzschicht gestattet, bei den meisten normalen Anstellwinkeln haften zu bleiben. Die Fig. 7 und 8 zeigen, daß bei Steigflugbedingungen beide Flügelprofilformen eine ausreichend gute Leistung erbringen, da jede bei ihrem Entwurfsauftriebsbeiwert arbeitet. Im Reiseflugbetrieb arbeiten die Flügelprofilformen jedoch bei niedrigen Auftriebsbeiwerten und hohen Machzahlen. In diesem Fall arbeitet das stark gewölbte Flügelprofil der NACA-Serie 16 gegenüber der relativen Luftgeschwindigkeit "kopflastig", weil die scharfe Nase dieses Flügelprofils einen Vorderkantenstoß auf der Druckseite des Flügelprofils erzeugt, der eine Grenzschichtverdickung oder -ablösung über dem vorderen Teil des Flügelprofils verursacht, wodurch der Wirkungsgrad (Verhältnisse von Auftrieb zu Luftwiderstand) nachteilig beeinflußt wird. Dagegen ergeben der abgerundetere Vorderkantenteil und der hervorstehende vordere Druckflächenteil der Flügelprofilform des Blattes nach der Erfindung niedrigere Machzahlen unter Reiseflugbedingungen ohne starke Stoßwellen und deshalb keine zugeordnete vordere Grenzschichtverdickung oder -ablösung. Die im folgenden angegebenen Daten zeigen, daß der Wirkungsgrad des Rotor- oder Propellerblattes nach der Erfindung wenigstens eine Zunahme von 2-4% des Startwirkungsgrades und eine Zunahme von 1-2% des Reiseflugwirkungsgrades repräsentiert.The better performance of the rotor or propeller blade according to the invention (HS1) is compared in FIGS. 7 and 8 with the performance of the conventional NACA 16 series airfoil. According to Fig. 7, during take-off and at large angles of attack, the sharp nose of the airfoil of the series 16 generates a shock wave at the leading edge, which causes an extensive separation of the boundary layer along the suction surface of the blade, while the airfoil shape of the rotor or propeller blade according to the invention, which has a much more rounded leading edge, does not give such high local Mach numbers and therefore maintains a flatter pressure gradient that allows the boundary layer to adhere at most normal angles of attack. Figures 7 and 8 show that both airfoil shapes perform well enough in climb conditions since each is operating at its design coefficient of lift. In cruise operations, however, the wing profile shapes work with low lift coefficients and high Mach numbers. In this case, the strongly curved airfoil of the NACA series 16 works "top heavy" with respect to the relative air speed, because the sharp nose of this airfoil creates a leading edge impact on the pressure side of the airfoil, which causes a boundary layer thickening or separation over the front part of the airfoil, whereby the efficiency (ratios of lift to air resistance) is adversely affected. In contrast, the more rounded leading edge part and the protruding front pressure surface part of the airfoil shape of the blade according to the invention result in lower Mach numbers under cruise conditions without strong shock waves and therefore no associated front boundary layer thickening or detachment. The data given below show that the efficiency of the rotor or propeller blade according to the invention represents at least a 2-4% increase in take-off efficiency and an increase of 1-2% in cruise efficiency.
Die Fig. 9 bis 12 zeigen jeweils die Veränderung des Druckbeiwerts Cp an Orten x/c längs der Profilsehne sowohl für eine repräsentative Flügelprofilform des Blattes nach der Erfindung als auch für ein Flügelprofil eines diesem eng entsprechenden Blattes der NACA-Serie 16. Es ist zu erkennen, daß gemäß Fig. 9 das Flügelprofil der Serie 16 eine sehr große Vorderkantenmachzahlspitze entwickelt, wenn es im Startzustand bei großen positiven Anstellwinkeln (Fig. 9) und bei großen negativen Anstellwinkeln (Fig. 12), die im Reiseflugbetrieb erforderlich sind, betrieben wird, und zwar aufgrund der relativ scharfen Vorderkante dieses Flügelprofils. Die Erfahrung hat gezeigt, daß eine Oberflächenmachzahl von über 1,3-1,4 meistens zu einer starken Stoßwelle führt, die zu einer Grenzschichtablösung und zu einer ineffizienten Leistung führt. Demgemäß werden in den Fig. 9 und 12 die Machzahlen von 2,88 und 2,2, die bei dem Flügelprofil der Serie 16 auftreten, sehr wahrscheinlich zur Strömungsablösung führen, wodurch sich eine schlechte Leistung ergibt. Andererseits ist zu erkennen, daß die Spitzenoberflächenmachzahlen bei dem Rotor- oder Propellerblatt nach der Erfindung viel niedriger sind, bei dem nur die Oberflächenmachzahl beim Start den gewünschten Machzahlbereich von 1,3 bis 1,4 übersteigt. Die allmähliche Druckrückgewinnung über dem hinteren Teil der Saugfläche, dargestellt durch die oberen rechten Teile der Kurven in den Fig. 9-12, zeigt, daß die Strömungsablösung wahrscheinlich minimal ist, und zwar trotz der Oberflächenmachzahl von 1,76 bei dem HS1-Flügelprofil des Blattes nach der Erfindung während Startbedingungen. FIGS. 9 to 12 each show the change in the pressure coefficient Cp at locations x / c along said chord, both for a representative airfoil shape of the blade according to the invention as 16 for an airfoil of this closely corresponding blade of the NACA Series It is It can be seen that according to FIG. 9 the airfoil of the series 16 develops a very large leading edge Mach number peak when it is operated in the take-off state at large positive angles of attack ( FIG. 9) and at large negative angles of attack ( FIG. 12), which are required in cruise operation due to the relatively sharp leading edge of this airfoil. Experience has shown that a surface Mach number greater than 1.3-1.4 most often results in a strong shock wave which leads to boundary layer separation and inefficient performance. Accordingly, in Figures 9 and 12, the Mach numbers of 2.88 and 2.2 found on the Series 16 airfoil are very likely to result in flow separation resulting in poor performance. On the other hand, it can be seen that the peak surface Mach numbers are much lower in the rotor or propeller blade according to the invention, in which only the surface Mach number at start-up exceeds the desired Mach number range of 1.3 to 1.4. The gradual pressure recovery over the rear of the suction surface, represented by the upper right hand portions of the curves in Figures 9-12, shows that flow separation is likely to be minimal, despite the Surface Mach number of 1.76 on the HS1 airfoil Sheet according to the invention during start-up conditions.
Die Fig. 13 und 14 sind graphische Darstellungen von Windkanaltestdaten, die die Beziehung zwischen den Auftriebs- und Luftwiderstandsbeiwerten für verschiedene Machzahlen und Anstellwinkel für die 606-Flügelprofilform des Blattes nach der Erfindung veranschaulichen. Da es gemäß Fig. 13 keine abrupten Verluste im Auftrieb oder stufenförmige Zunahmen im Luftwiderstand nahe dem maximalen Auftrieb gibt, gibt es kein Anzeichen dafür, daß an der 606-Flügelprofilform des Blattes nach der Erfindung irgendeine durch Stoßwellen hervorgerufene Strömungsablösung auftritt, und zwar trotz der relativ hohen örtlichen Machzahl bei Startbedingungen.Die Fig. 15 und 16 sind graphische Darstellungen von Windkanaltestdaten, die die gleichen Beziehungen von Auftriebs- und Luftwiderstandsbeiwerten zu Anstellwinkeln für das Flügelprofil der Serie 16 veranschaulichen, dessen Druckbeiwerte in den Fig. 9-12 angegeben sind. Figures 13 and 14 are graphs of wind tunnel test data illustrating the relationship between the coefficients of lift and drag for various Mach numbers and angles of attack for the 606 airfoil shape of the blade of the invention. Since there are no abrupt losses in lift or step increases in drag near maximum lift as shown in FIG relatively high local Mach number at launch conditions . Figures 15 and 16 are graphs of wind tunnel test data illustrating the same relationships of lift and drag coefficients to angles of attack for the Series 16 airfoil, the pressure coefficients of which are given in Figures 9-12.
Die Fig. 17 und 18 zeigen einen Vergleich von aus den Fig. 13-16 entnommenen Daten. Fig. 17 zeigt klar, daß im Startzustand die Flügelprofilform des Blattes nach der Erfindung eine Zunahme im maximalen Auftriebsbeiwert von 20% aufweist, während Fig. 18 zeigt, daß die Flügelprofilform des Blattes nach der Erfindung ein um 60-70% höheres Verhältnis von Auftrieb zu Luftwiderstand im Reiseflug und ein um 40-60% höheres Verhältnis von Auftrieb zu Luftwiderstand im Steigflug als das Flügelprofil der Serie 16 aufweist. Figures 17 and 18 show a comparison of data extracted from Figures 13-16. Fig. 17 clearly shows that in the starting condition the airfoil shape of the blade according to the invention has an increase in the maximum lift coefficient of 20%, while Fig. 18 shows that the airfoil shape of the blade according to the invention has a 60-70% higher ratio of lift to aerodynamic drag when cruising and a 40-60% higher ratio of lift to aerodynamic drag when climbing than the Series 16 wing profile.
Zwei Modellpropeller, von denen einer vier Blätter mit den Flügelprofilformen des Blattes nach der Erfindung und der andere vier Blätter der NACA-Serie 16 aufwies, wurden in der Unterschallwindkanaltestanlage der Anmelderin in East Hartford, Connecticut, getestet. Beide Modelle hatten einen Durchmesser D von 0,99 m. Mit Ausnahme der Flügelprofilform und einer geringfügigen Differenz im Wölbungswert waren beide Modelle geometrisch identisch, bestanden aus massivem Aluminium und hatten denselben Grundriß, dasselbe Dickenverhältnis und dieselbe Verdrehungsverteilung, bei einem Aktivitätsfaktor von 91. Die integrierten Entwurfsauftriebsbeiwerte der Blätter der NACA-Serie 16 wurden etwas nachgestellt, um die höheren effektiven Wölbungswerte der Flügelprofilformen des Blattes nach der Erfindung zu kompensieren. Die Modellpropeller wurden sowohl in einer Düse mit 2,44 m als auch in einer Düse mit 5,49 m des oben erwähnten Windkanals getestet. Das Testen in beiden Windkanaldüsen gestattete, Daten für Zustände zu gewinnen, die von Machzahlen von 0,03 bis zu Machzahlen von 0,6 (einschließlich) und von Blattwinkeln von -20 bis +81° bei Propellerdrehzahlen N im normalen Betriebsbereich reichten.Two model propellers, one of which has four blades with the Airfoil shapes of the blade according to the invention and the other four blades of the NACA series 16 were tested in the subsonic wind tunnel test facility the applicant in East Hartford, Connecticut, tested. Both models had a diameter D of 0.99 m. With the exception of the wing profile shape and a slight difference in the camber value were both Models geometrically identical, made of solid aluminum and had the same ground plan, the same thickness ratio and the same twist distribution, given an activity factor of 91. The integrated design lift coefficients the blades of the NACA series 16 have been slightly adjusted to accommodate the higher ones effective camber values of the airfoil shapes of the blade according to the Compensate invention. The model propellers were both in a 2.44 m nozzle as well as in a 5.49 m nozzle of the wind tunnel mentioned above. Testing in both Wind tunnel nozzles allowed to obtain data for conditions those from Mach numbers of 0.03 to Mach numbers of 0.6 (inclusive) and blade angles from -20 to + 81 ° Propeller speeds N in the normal operating range were sufficient.
Die Fig. 19 und 20 zeigen die Teile der aus diesem Windkanaltest erhaltenen Daten und machen deutlich, daß bei Reiseflugmachzahlen von 0,4 die Leistung des Propellerblattes nach der Erfindung wesentlich besser ist als die des Blattes der Serie 16, wie es die dargestellte Breite des Gebietes hohen Wirkungsgrades der Karten veranschaulicht. The Figs. 19 and 20 show the parts of the data obtained from this wind tunnel test and make it clear that at cruise Mach numbers of 0.4, the performance of the propeller blade according to the invention is substantially better than that of the sheet of the series 16, as the width shown the Area of high efficiency of the cards illustrated.
Fig. 21 zeigt einen Vergleich der beiden Propeller bei niedrigen Machzahlen (bis zu 0,10). Dieses Diagramm stellt eine Mischung der Wirkungsgradkarten dar, die aus den Windkanaltestdaten bei Machzahlen von 0,03 bis 0,10 gewonnen wurden. Eine Betrachtung dieses Diagramms zeigt, daß, wenn der Leistungskoeffizient vergrößert wird, das Propellerblatt nach der Erfindung fortschreitend effizienter wird als das bekannte Propellerblatt der Serie 16. Beispielsweise ist zu erkennen, daß bei einem Leistungskoeffizient von 0,10 das Propellerblatt nach der Erfindung eine Verbesserung von 1% im Wirkungsgrad gegenüber dem Propellerblatt der Serie 16 aufweist, während bei einem Leistungskoeffizient von 0,26 und bei einer Machzahl in dem Bereich von 0,06 bis 0,10 das Propellerblatt nach der Erfindung eine Verbesserung im Wirkungsgrad von 6% aufweist. Figure 21 shows a comparison of the two propellers at low Mach numbers (up to 0.10). This diagram represents a mix of the efficiency maps obtained from the wind tunnel test data at Mach numbers from 0.03 to 0.10. Examination of this graph shows that as the coefficient of performance is increased, the propeller blade of the invention becomes progressively more efficient than the known series 16 propeller blade. For example, it can be seen that at a coefficient of performance of 0.10 the propeller blade of the invention is an improvement of 1% in efficiency over the 16 series propeller blade, while with a coefficient of performance of 0.26 and a Mach number in the range of 0.06 to 0.10, the propeller blade according to the invention shows an improvement in efficiency of 6%.
Auf der Basis von diesen und von verschiedenen weiteren Testdaten ließ sich zeigen, daß der Propeller mit Propellerblättern nach der Erfindung einen besseren Wirkungsgrad als der Propeller mit Propellerblättern der Serie 16 über einem großen Bereich von Machzahlen, Fortschrittsverhältnissen und Leistungskoeffizienten, die Nahverkehrsflugzeugpropellerbetriebsbedingungen repräsentieren, aufweist.On the basis of these and various others Test data could be shown that the propeller with propeller blades according to the invention a better efficiency than the propeller with propeller blades of the Series 16 over a wide range of Mach numbers, progress ratios and coefficients of performance, the commuter aircraft propeller operating conditions represent, having.
Claims (9)
eine zweite Flügelprofilform an der Stelle 0,825mal der Spannweite ein Dickenverhältnis von 0,06, eine Dickenrücklage von etwa 0,34 und eine Wölbungsrücklage von etwa 0,50 hat;
eine dritte Flügelprofilform an der Stelle 0,625mal der Spannweite ein Dickenverhältnis von 0,08, eine Dickenrücklage von etwa 0,33 und eine Wölbungsrücklage von etwa 0,50 hat;
eine vierte Flügelprofilform an der Stelle 0,425mal der Spannweite ein Dickenverhältnis von 0,12, eine Dickenrücklage von etwa 0,32 und eine Wölbungsrücklage von etwa 0,38 hat;
eine fünfte Flügelprofilform an der Stelle 0,175mal der Spannweite ein Dickenverhältnis von 0,20, eine Dickenrücklage von etwa 0,315 und eine Wölbungsrücklage von etwa 0,315 und eine Wölbungsrücklage von etwa 0,30 hat; und
eine sechste Flügelprofilform an der Blattwurzel ein Dickenverhältnis von 0,30, eine Dickenrücklage von etwa 0,310 und eine Wölbungsrücklage von etwa 0,29 hat;
wobei alle Flügelprofilformen einen Hinterkantenteil mit einer Dicke haben, die etwa gleich 10% der maximalen Dicke der Flügelprofilform ist.1. Rotor or propeller blade for aircraft, which has a changing airfoil shape in cross section essentially over its entire length, which has a rounded, generally parabolic leading edge part ( 10 ) at every point of the span, which merges into a pressure surface ( 15 ), which has a front convex part ( 20 ) which merges into a rear part ( 25 ), wherein the front edge part ( 10 ) also merges into a convex suction surface ( 30 ) and wherein the pressure and suction surfaces ( 15, 30 ) merge into unite a blunt trailing edge ( 35 ), characterized in that a first airfoil shape in the area of the blade tip has a thickness ratio of 0.04, a thickness reserve of approximately 0.35 and a curvature reserve of approximately 0.5;
a second airfoil shape at 0.825 times the span has a thickness ratio of 0.06, a thickness setback of about 0.34, and a camber setback of about 0.50;
a third airfoil shape at 0.625 times the span has a thickness ratio of 0.08, a thickness setback of about 0.33, and a camber setback of about 0.50;
a fourth airfoil shape at 0.425 times the span has a thickness ratio of 0.12, a thickness setback of about 0.32, and a camber setback of about 0.38;
a fifth airfoil shape at 0.175 times the span has a thickness ratio of 0.20, a thickness setback of about 0.315 and a camber setback of about 0.315 and a camber setback of about 0.30; and
a sixth airfoil shape at the blade root has an aspect ratio of 0.30, a thickness reserve of about 0.310, and a camber reserve of about 0.29;
wherein all of the airfoil shapes have a trailing edge portion with a thickness that is approximately equal to 10% of the maximum thickness of the airfoil shape.
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US06/286,484 US4519746A (en) | 1981-07-24 | 1981-07-24 | Airfoil blade |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| DE3226968A1 DE3226968A1 (en) | 1983-02-10 |
| DE3226968C2 true DE3226968C2 (en) | 1993-04-01 |
Family
ID=23098807
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| DE19823226968 Granted DE3226968A1 (en) | 1981-07-24 | 1982-07-19 | WING PROFILE |
Country Status (10)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4519746A (en) |
| JP (1) | JPS5826699A (en) |
| BR (1) | BR8204244A (en) |
| DE (1) | DE3226968A1 (en) |
| ES (1) | ES275141Y (en) |
| FR (1) | FR2510066B1 (en) |
| GB (1) | GB2102505B (en) |
| IT (1) | IT1151923B (en) |
| NL (1) | NL191579C (en) |
| SE (1) | SE447469B (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE202014101384U1 (en) | 2013-04-10 | 2014-03-28 | SpinBlades GmbH | Helicopter rotor blade |
Families Citing this family (72)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0103478A1 (en) * | 1982-09-13 | 1984-03-21 | Ian James Gilchrist | Airfoil |
| CA1262409A (en) * | 1985-05-01 | 1989-10-24 | Kenneth Odell Johnson | Counter rotation power turbine |
| GB8521085D0 (en) * | 1985-08-22 | 1985-09-25 | Walker J G | Aerofoil |
| FR2590229B1 (en) * | 1985-11-19 | 1988-01-29 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | IMPROVEMENTS ON AIR PROPELLERS WITH REGARD TO THE PROFILE OF THEIR BLADES |
| CA1320713C (en) * | 1987-09-03 | 1993-07-27 | Harry Stephen Wainauski | Airfoiled blade |
| US4834617A (en) * | 1987-09-03 | 1989-05-30 | United Technologies Corporation | Airfoiled blade |
| FR2626841B1 (en) * | 1988-02-05 | 1995-07-28 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | PROFILES FOR FAIRED AERIAL BLADE |
| US4830574A (en) * | 1988-02-29 | 1989-05-16 | United Technologies Corporation | Airfoiled blade |
| DE3811616C1 (en) * | 1988-04-07 | 1989-07-27 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8012 Ottobrunn, De | |
| US4941803A (en) * | 1989-02-01 | 1990-07-17 | United Technologies Corporation | Airfoiled blade |
| EP0535102B1 (en) * | 1990-06-19 | 1995-11-29 | COLE, Martin Terence | Gaseous fluid aspirator or pump |
| US5090636A (en) * | 1991-01-23 | 1992-02-25 | Sadowski James M | Aircraft |
| US5433586A (en) * | 1991-03-27 | 1995-07-18 | Cessna Aircraft Company | Tapered propeller blade design |
| US5368440A (en) * | 1993-03-11 | 1994-11-29 | Concepts Eti, Inc. | Radial turbo machine |
| US5730580A (en) * | 1995-03-24 | 1998-03-24 | Concepts Eti, Inc. | Turbomachines having rogue vanes |
| US5791878A (en) * | 1997-03-10 | 1998-08-11 | United Technologies Corporation | Airfoiled blade for cargo transport aircraft |
| US5911559A (en) * | 1997-09-16 | 1999-06-15 | United Technologies Corporation | Airfoiled blade for a propeller |
| JP3051366B2 (en) * | 1997-10-23 | 2000-06-12 | 株式会社コミュータヘリコプタ先進技術研究所 | Helicopter blade airfoil |
| US6503058B1 (en) * | 2000-05-01 | 2003-01-07 | Zond Energy Systems, Inc. | Air foil configuration for wind turbine |
| KR20020045759A (en) * | 2000-12-11 | 2002-06-20 | 김형벽ㅂ | High efficiency propeller |
| DE10212467A1 (en) * | 2002-03-20 | 2003-10-09 | Edzard Hafner | Wind power facility for converting wind into energy, has a mast, a rotor with blades, a centralized body, rotary bearings and a geared generator unit. |
| US7357624B2 (en) * | 2002-06-05 | 2008-04-15 | Aloys Wobben | Rotor blade for a wind power plant |
| FR2845427B1 (en) * | 2002-10-02 | 2005-05-06 | Alstom Switzerland Ltd | FRANCIS TYPE WHEEL AND HYDRAULIC TURBINE EQUIPPED WITH SUCH A WHEEL |
| FR2853622B1 (en) * | 2003-04-14 | 2005-05-27 | Eurocopter France | ROTARY SHUTTER AND ELEMENT SUSTENTATOR, IN PARTICULAR HELICOPTER BLADE, PROVIDED WITH SUCH A ROTARY SHUTTER |
| DE10319246A1 (en) * | 2003-04-28 | 2004-12-16 | Aloys Wobben | Rotor blade of a wind turbine |
| US6840741B1 (en) * | 2003-10-14 | 2005-01-11 | Sikorsky Aircraft Corporation | Leading edge slat airfoil for multi-element rotor blade airfoils |
| US7883392B2 (en) | 2008-08-04 | 2011-02-08 | Silverlit Toys Manufactory Ltd. | Toy helicopter |
| BE1016960A3 (en) | 2006-01-19 | 2007-11-06 | Rostyne Alexander Jozef Magdal | IMPROVED HELICOPTER. |
| US7815482B2 (en) * | 2006-01-19 | 2010-10-19 | Silverlit Toys Manufactory, Ltd. | Helicopter |
| US20070181742A1 (en) * | 2006-01-19 | 2007-08-09 | Silverlit Toys Manufactory, Ltd. | Flying object with tandem rotors |
| US8357023B2 (en) | 2006-01-19 | 2013-01-22 | Silverlit Limited | Helicopter |
| US8002604B2 (en) | 2006-01-19 | 2011-08-23 | Silverlit Limited | Remote controlled toy helicopter |
| US7662013B2 (en) * | 2006-01-19 | 2010-02-16 | Silverlit Toys Manufactory Ltd. | Helicopter with horizontal control |
| DE102006019946B4 (en) * | 2006-04-28 | 2016-12-22 | Honda Motor Co., Ltd. | Airfoil profile for an axial flow compressor that can reduce losses in the range of low Reynolds numbers |
| CN100400375C (en) * | 2006-04-29 | 2008-07-09 | 沈阳航空工业学院 | Aerofoil with blunt tail edge |
| US8733549B2 (en) | 2007-11-13 | 2014-05-27 | General Electric Company | System for containing and/or transporting wind turbine components |
| US8425191B2 (en) * | 2008-05-30 | 2013-04-23 | United Technologies Corporation | Propfan assembly |
| DE102008052858B9 (en) | 2008-10-23 | 2014-06-12 | Senvion Se | Profile of a rotor blade and rotor blade of a wind turbine |
| US8052500B2 (en) | 2008-11-25 | 2011-11-08 | Silverlit Limited | Helicopter with main and auxiliary rotors |
| US9593665B2 (en) | 2009-10-02 | 2017-03-14 | Jose Ramon Santana | Hydro-kinetic transport wheel |
| US20110080002A1 (en) * | 2009-10-02 | 2011-04-07 | Jose Ramon Santana | Controlled momentum hydro-electric system |
| US8393872B2 (en) * | 2009-10-23 | 2013-03-12 | General Electric Company | Turbine airfoil |
| CN104929866B (en) * | 2010-10-22 | 2018-05-22 | 三菱重工业株式会社 | Windmill wing and possess the wind power generation plant of the windmill wing and the design method of windmill wing |
| JP5574914B2 (en) * | 2010-10-22 | 2014-08-20 | 三菱重工業株式会社 | Wind turbine blade, wind power generator equipped with the wind turbine blade, and wind turbine blade design method |
| JP5433553B2 (en) * | 2010-10-22 | 2014-03-05 | 三菱重工業株式会社 | Wind turbine blade, wind power generator equipped with the wind turbine blade, and wind turbine blade design method |
| JP5433554B2 (en) * | 2010-10-22 | 2014-03-05 | 三菱重工業株式会社 | Wind turbine blade, wind power generator equipped with the wind turbine blade, and wind turbine blade design method |
| JP5574915B2 (en) * | 2010-10-22 | 2014-08-20 | 三菱重工業株式会社 | Wind turbine blade, wind power generator equipped with the wind turbine blade, and wind turbine blade design method |
| JP5675270B2 (en) * | 2010-10-22 | 2015-02-25 | 三菱重工業株式会社 | Wind turbine blade, wind power generator equipped with the wind turbine blade, and wind turbine blade design method |
| DE102013008145A1 (en) * | 2013-05-14 | 2014-11-20 | Man Diesel & Turbo Se | Blade for a compressor and compressor with such a blade |
| EP2927427A1 (en) | 2014-04-04 | 2015-10-07 | MTU Aero Engines GmbH | Gas turbine blade |
| US10850827B2 (en) * | 2014-08-21 | 2020-12-01 | Juan Gerardo Narvaez Tijerina | Airfoils for stunt flights |
| RU2594321C1 (en) * | 2015-05-20 | 2016-08-10 | Виктор Антонович Золотухин | Aerodynamic profile of bearing surface of aircraft |
| RU170363U1 (en) * | 2015-12-29 | 2017-04-24 | Николай Александрович Шохин | Aeromechanical propeller |
| CN205524940U (en) * | 2016-02-29 | 2016-08-31 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | Screw, power component and aircraft |
| US10538306B2 (en) | 2016-12-21 | 2020-01-21 | The Boeing Company | Wing flap deflection control removal |
| DE102017124861A1 (en) | 2017-10-24 | 2019-04-25 | Wobben Properties Gmbh | Rotor blade of a wind turbine and method for its design |
| US11040767B2 (en) * | 2017-11-30 | 2021-06-22 | General Electric Company | Systems and methods for improved propeller design |
| FR3077803B1 (en) * | 2018-02-15 | 2020-07-31 | Airbus Helicopters | METHOD OF IMPROVING A BLADE IN ORDER TO INCREASE ITS NEGATIVE INCIDENCE OF STALL |
| JP7093467B2 (en) | 2018-05-10 | 2022-06-29 | ジョビー エアロ，インコーポレイテッド | Electric tilt rotor aircraft |
| KR20240007689A (en) | 2018-05-31 | 2024-01-16 | 조비 에어로, 인크. | Electric power system architecture and fault tolerant vtol aircraft using same |
| WO2019232535A1 (en) | 2018-06-01 | 2019-12-05 | Joby Aero, Inc. | System and method for aircraft noise mitigation |
| WO2020009871A1 (en) | 2018-07-02 | 2020-01-09 | Joby Aero, Inc. | System and method for airspeed determination |
| EP3853736A4 (en) | 2018-09-17 | 2022-11-16 | Joby Aero, Inc. | Aircraft control system |
| EP3891066A4 (en) | 2018-12-07 | 2022-08-10 | Joby Aero, Inc. | Rotary airfoil and design method therefor |
| US10983534B2 (en) | 2018-12-07 | 2021-04-20 | Joby Aero, Inc. | Aircraft control system and method |
| EP3899427A4 (en) | 2018-12-19 | 2022-08-31 | Joby Aero, Inc. | Vehicle navigation system |
| CN116646641A (en) | 2019-04-23 | 2023-08-25 | 杰欧比飞行有限公司 | Battery thermal management system and method |
| US11230384B2 (en) | 2019-04-23 | 2022-01-25 | Joby Aero, Inc. | Vehicle cabin thermal management system and method |
| WO2021025739A1 (en) | 2019-04-25 | 2021-02-11 | Joby Aero, Inc. | Vtol aircraft |
| CN110705126A (en) * | 2019-10-24 | 2020-01-17 | 南京航空航天大学 | Helicopter rotor wing profile determining method and system |
| EP4162473A1 (en) | 2020-06-05 | 2023-04-12 | Joby Aero, Inc. | Aircraft control system and method |
| CN115593612B (en) * | 2022-12-15 | 2023-04-25 | 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 | Self-balancing stall-resistant high-performance airfoil |
Family Cites Families (24)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR608189A (en) * | 1925-09-14 | 1926-07-22 | Nieuport Astra | Metal propeller and its manufacturing process |
| US2041849A (en) * | 1932-07-01 | 1936-05-26 | Ernest G Mccauley | Propeller |
| GB459096A (en) * | 1936-04-06 | 1937-01-01 | Ernest Gilbert Mccauley | Improvements in or relating to screw propellers |
| GB647159A (en) * | 1946-09-16 | 1950-12-06 | Maurice Adolph Garbell | Improvements in or relating to a lifting surface and method of designing same |
| US2709052A (en) * | 1952-04-15 | 1955-05-24 | Charles J Fletcher | Spanwise flow control of fluid swept lifting surfaces |
| US3494424A (en) * | 1967-12-11 | 1970-02-10 | Autogiro Co Of America | Aircraft sustaining rotor system and rotor blade therefor |
| US3706430A (en) * | 1970-03-17 | 1972-12-19 | Richard L Kline | Airfoil for aircraft |
| US3625459A (en) * | 1970-05-18 | 1971-12-07 | Walter C Brown | Airfoil design |
| US3854845A (en) * | 1971-07-02 | 1974-12-17 | De Water F Van | Propeller having angularly disposed tip |
| US3952971A (en) * | 1971-11-09 | 1976-04-27 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Airfoil shape for flight at subsonic speeds |
| GB1383070A (en) * | 1971-12-13 | 1975-02-05 | Boeing Co | Hydrodynamic sections |
| US3890062A (en) * | 1972-06-28 | 1975-06-17 | Us Energy | Blade transition for axial-flow compressors and the like |
| US3915106A (en) * | 1973-07-02 | 1975-10-28 | Supramar Ag | Hydrofoil with lift control by airfreed for watercraft |
| GB1554713A (en) * | 1975-03-04 | 1979-10-24 | Secr Defence | Wings |
| FR2313114A1 (en) * | 1975-06-04 | 1976-12-31 | Procedes Sem | NEW IMPROVEMENTS TO PROPELLERS FOR MIXERS |
| GB1553816A (en) * | 1975-06-12 | 1979-10-10 | Secr Defence | Wings |
| US4046489A (en) * | 1975-10-08 | 1977-09-06 | Eagle Motive Industries, Inc. | Aerodynamic fan blade |
| US4063852A (en) * | 1976-01-28 | 1977-12-20 | Torin Corporation | Axial flow impeller with improved blade shape |
| US4120609A (en) * | 1976-06-14 | 1978-10-17 | Wallace Murray Corporation | Sheet metal fan |
| US4050651A (en) * | 1976-06-24 | 1977-09-27 | The Gates Rubber Company | Wing and reduced airspeed system for jet aircraft |
| US4123198A (en) * | 1977-03-28 | 1978-10-31 | Harbord Horace R | Propeller |
| GB2016397B (en) * | 1978-02-02 | 1982-03-24 | Aerospatiale | Aerofoil |
| US4240597A (en) * | 1978-08-28 | 1980-12-23 | Gates Learjet Corporation | Wing with improved leading edge for aircraft |
| US4314795A (en) * | 1979-09-28 | 1982-02-09 | The Boeing Company | Advanced airfoils for helicopter rotor application |
-
1981
- 1981-07-24 US US06/286,484 patent/US4519746A/en not_active Expired - Lifetime
-
1982
- 1982-07-08 GB GB08219805A patent/GB2102505B/en not_active Expired
- 1982-07-09 IT IT22325/82A patent/IT1151923B/en active
- 1982-07-15 NL NL8202858A patent/NL191579C/en not_active IP Right Cessation
- 1982-07-19 DE DE19823226968 patent/DE3226968A1/en active Granted
- 1982-07-20 ES ES1982275141U patent/ES275141Y/en not_active Expired
- 1982-07-21 BR BR8204244A patent/BR8204244A/en not_active IP Right Cessation
- 1982-07-22 SE SE8204424A patent/SE447469B/en not_active IP Right Cessation
- 1982-07-22 FR FR8212777A patent/FR2510066B1/en not_active Expired
- 1982-07-23 JP JP57129506A patent/JPS5826699A/en active Granted
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE202014101384U1 (en) | 2013-04-10 | 2014-03-28 | SpinBlades GmbH | Helicopter rotor blade |
| DE102013103588A1 (en) * | 2013-04-10 | 2014-10-30 | SpinBlades GmbH | rotor blade |
| DE102013103588B4 (en) * | 2013-04-10 | 2015-04-16 | SpinBlades GmbH | rotor blade |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US4519746A (en) | 1985-05-28 |
| SE8204424D0 (en) | 1982-07-22 |
| SE447469B (en) | 1986-11-17 |
| IT1151923B (en) | 1986-12-24 |
| JPS5826699A (en) | 1983-02-17 |
| NL191579C (en) | 1995-10-03 |
| DE3226968A1 (en) | 1983-02-10 |
| IT8222325A0 (en) | 1982-07-09 |
| ES275141Y (en) | 1985-11-01 |
| FR2510066B1 (en) | 1985-09-06 |
| NL8202858A (en) | 1983-02-16 |
| SE8204424L (en) | 1983-01-25 |
| ES275141U (en) | 1985-04-16 |
| JPH0375398B2 (en) | 1991-11-29 |
| GB2102505B (en) | 1984-11-14 |
| GB2102505A (en) | 1983-02-02 |
| BR8204244A (en) | 1983-07-12 |
| NL191579B (en) | 1995-06-01 |
| FR2510066A1 (en) | 1983-01-28 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| DE3226968C2 (en) | ||
| DE2555718C3 (en) | Airplane with two backward-swept wings arranged one above the other | |
| DE69836213T2 (en) | Aeronautical wings and in particular inclined wing tips | |
| DE60025476T2 (en) | PLANE WINGS AND HULL CONTOURS | |
| DE3036353C2 (en) | Rotor blade for rotary wing aircraft | |
| EP0857648B1 (en) | Aircraft for passengers and freight | |
| DE4017076C2 (en) | Gondola for housing a wind engine for aircraft | |
| EP0667283B1 (en) | Hybrid aircraft | |
| DE3114143C2 (en) | ||
| DE10117721A1 (en) | Wing tip extension has gradual increase in local V shape between wing connection region and tip | |
| DE3140350A1 (en) | PROFILES, IN PARTICULAR WING PROFILES FOR AIRCRAFT | |
| DE102009050747A1 (en) | Aircraft with at least two vertical stabilizers in a non-central arrangement | |
| EP0297321B1 (en) | Propeller with slat equipped blades | |
| EP0076936B1 (en) | Air foil, in particular wing air foil for aircraft | |
| DE19528229C2 (en) | Rotor blade of a rotary wing aircraft | |
| DE3310937C2 (en) | Propeller blades, in particular for propelling aircraft | |
| DE3920633A1 (en) | OPEN ROTOR BLADING | |
| DE2657714A1 (en) | Aircraft wing with cascade configuration - has horizontal aerofoil section blades mounted in frame with wing section top and bottom members | |
| EP0068121B1 (en) | Air foil for short take-off and landing aircraft | |
| DE69826136T2 (en) | CURRENT LINEAR PROPELLER SHEET | |
| DE102021124502A1 (en) | VERTICAL TAKEOFF AND LANDING PLANE AND WING DEVICE | |
| DE2401684C2 (en) | Rotor blade | |
| EP0448559B1 (en) | Lift-jet engine for independent operation or for use in an aircraft | |
| DE2909245C2 (en) | Transverse drive body, in particular aircraft wing | |
| DE4132665C2 (en) |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| 8128 | New person/name/address of the agent |
Representative=s name: MENGES, R., DIPL.-ING., PAT.-ANW., 8000 MUENCHEN |
|
| 8110 | Request for examination paragraph 44 | ||
| 8125 | Change of the main classification |
Ipc: B64C 11/16 |
|
| D2 | Grant after examination | ||
| 8364 | No opposition during term of opposition | ||
| 8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |